Способ ослабления в полете вихревых шнуров и законцовка крыла самолета, используемая при его осуществлении

Авторы патента:

БОЕР Михаэл Фредерик (ZA)

ХОФФЕ Энтони Чарльз (ZA)

B64C23/06 - путем образования завихрений

Владельцы патента RU 2558415:

ЮНИВЕРСИТИ ОФ ЗЕ ВИТВАТЕРСРАНД, ЙОХАННЕСБУРГ (ZA)

Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, направляющее устройство и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для его перемещения в процессе работы относительно крыла. Способ включает запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения крылышка вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещают во временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на удалении от исходного неподвижного положения, и устанавливают под углом относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура. В другом варианте способ предназначен для крыльев самолета. Законцовка крыла приспособлена для использования вариантов способа. Самолет содержит такую законцовку крыла. Группа изобретений направлена на снижение турбулентности. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к авиации. В частности, настоящее изобретение относится к способу распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, и к законцовке крыла, которая может быть использована при осуществлении этого способа.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Крылья самолета создают аэродинамическую подъемную силу за счет создания распределения давления по аэродинамическому профилю, в результате чего возникает сила, перпендикулярная траектории полета. Поскольку крыло имеет конечную длину, то на законцовке крыла будут сходиться зоны разных давлений, имеющиеся на верхней и нижней поверхностях крыла. В результате возникает интенсивный вращающийся поток, известный как индукционный концевой вихрь крыла. Этот вихрь сходит с конца крыла и взаимодействует с воздушным потоком, обтекающим крыло (скос потока). В результате вихрь образует так называемый вихревой шнур.

Вихревые шнуры могут оставаться в воздухе в течение нескольких минут, прежде чем они распадаются из-за естественных неустойчивостей, присущих вращающемуся потоку. Самолет, летящий через вихревой шнур, может потерять управление или получить механические повреждения, вызванные сильной турбулентностью, создаваемой вихревым потоком. Поскольку вихревой шнур опасен для других самолетов, и поскольку требуется достаточно длительное время для его естественного распада, то необходимы достаточно большие расстояния между самолетами, заходящими на посадку в аэропорт, в результате чего снижается количество самолетов, которые он может принимать.

В настоящем изобретение предлагается решение, по меньшей мере частичное, вышеуказанных проблем.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В соответствии с настоящим изобретением предложен способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую по меньшей мере одно крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для его перемещения в процессе работы относительно крыла самолета, причем способ включает: запуск устройства приведения в действие для перемещения крылышка из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещено по меньшей мере в одно временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на некотором удалении от исходного неподвижного положения, и образует любой угол с плоскостью, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура.

В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что состояние движения включает колебательное или качательное движение крылышка. Вспомогательное неподвижное положение крылышка создает возможность формирования угла рыскания, угла тангажа и/или угла крена, отличных от этих углов крылышка при его нахождении в исходном неподвижном положении.

В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что состояние движения включает поворот крылышка вокруг оси, параллельной поперечной, вертикальной или продольной оси самолета.

Другой особенностью настоящего изобретения является обеспечение в состоянии движения возможности линейного поступательного движения крылышка вдоль оси, параллельной продольной оси самолета. В альтернативном варианте осуществления настоящего изобретения состояние движения включает линейное поступательное движение крылышка вдоль оси, параллельной продольной оси самолета, причем это линейное поступательное движение может быть осуществлено одновременно с поворотом, качательным или колебательным движением крылышка вокруг оси, параллельной продольной, поперечной или вертикальной оси самолета.

В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что устройство приведения в действие содержит шарнирное устройство, функционально соединенное с переключающим устройством, выполненным с возможностью регулирования перемещения крылышка во времени. В предпочтительном варианте осуществления изобретения переключающее устройство содержит по меньшей мере один соленоид.

В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что шарнирное устройство содержит первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла, в то время как вторая опорная плита выполнена с возможностью функционального установления на нее крылышка, в результате чего обеспечена возможность движения крылышка в процессе работы по криволинейной траектории вокруг вертикальной оси самолета.

В альтернативном варианте осуществления изобретения шарнирное устройство содержит второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой и выполненный с возможностью закрепления на нем крылышка, в результате чего обеспечена возможность движения крылышка в процессе работы по криволинейной траектории вокруг продольной или вертикальной оси самолета.

В еще одном альтернативном варианте осуществления изобретения шарнирное устройство содержит третий шарнир, расположенный между третьей опорной плитой, с которой может быть соединено крылышко, и второй опорной плитой, и ось которого проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира, причем третья опорная плита выполнена с возможностью установки на ней крылышка, в результате чего обеспечена возможность движения крылышка в процессе работы по криволинейной траектории вокруг поперечной, продольной или вертикальной оси самолета.

В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено направляющее устройство, соединенное с любой из первой, второй или третьей опорных плит для обеспечения поступательного перемещения шарнирного устройства вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета. В предпочтительном варианте осуществления изобретения направляющее устройство представляет собой рельс, выполненный с возможностью установки на нем с возможностью скольжения любой из указанных опорных плит.

Наконец, в настоящем изобретении предусмотрен подходящий источник энергии и схема управления для управления перемещением крылышка. Кроме того, управление и перемещение двух законцовок, расположенных на концевых частях двух противолежащих крыльев, может быть осуществлено таким образом, чтобы вихревые потоки, распространяющиеся от соответствующих крыльев, оказывали разрушающее и нарушающее устойчивость воздействие друг на друга.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Различные варианты осуществления настоящего изобретения описаны ниже более конкретно на неограничивающих примерах со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых показано:

На Фиг.1 показан схематический вид в перспективе снизу самолета, содержащего законцовки крыльев для использования при осуществлении способа в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения;

На Фиг.2 показан схематический вид в перспективе сверху законцовки крыла, показанной на Фиг.1;

На Фиг.3 показан схематический вид спереди законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки из положения А в положение В вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;

На Фиг.4 показан схематический вид сбоку законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки вокруг оси, параллельной поперечной оси самолета;

На Фиг.5 показан схематический вид сбоку законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки вокруг оси, параллельной вертикальной оси самолета;

На Фиг.6 показан схематический вид сбоку законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено линейное перемещение законцовки вдоль оси, параллельной продольной оси самолета;

На Фиг.7 показан схематический вид спереди законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;

На Фиг.8 показан вид спереди крылышка, показанного на Фиг.1, находящегося под углом 0°, и расчет динамики движения потока (CFD) при колебаниях крылышка вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;

На Фиг.9 показан вид спереди крылышка, показанного на Фиг.1, находящегося под углом 30°, и расчет динамики движения потока (CFD) при колебаниях крылышка вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;

На Фиг.10 показан вид сверху, на котором представлено формирование вихревого потока и начало синусоидального движения вихревого шнура;

На Фиг.11 показан вид сверху, на котором представлено формирование вихревого потока и распространение синусоидального движения вниз по вихревому шнуру.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Нижеприведенное описание не должно быт рассмотрено как ограничивающее каким-либо образом настоящее изобретение и приведено лишь для раскрытия некоторых конкретных вариантов осуществления изобретения.

Если не указано иное, одинаковыми ссылочными позициями на чертежах обозначены одинаковые элементы.

На Фиг.1 ссылочной позицией 10 обозначена законцовка крыла в соответствии с настоящим изобретением. Законцовка 10 крыла содержит крылышко 12, установленное с возможностью его перемещения на концевой части 16 крыла 14 самолета, и устройство 18 приведения в действие, соединенное с крылышком 12 для обеспечения в процессе работы перемещения крылышка 12 относительно крыла 14.

При перемещении крылышка 12, как это лучше всего показано на Фиг.2 и 3, происходит изменение угла между передней кромкой 20 крылышка 12 и вектором набегающего воздушного потока (угла атаки). По существу происходит перемещение крылышка 12 из исходного неподвижного положения А, в состояние движения, как это показано на Фиг.3.

Когда крылышко 12 находится в исходном неподвижном положении А, вихревой шнур 22, сбегающий или сходящий в полете от крыла 14, сохраняет устойчивость. Термин "вихревой шнур" относится к воздуху, образующему интенсивный вращающийся поток, вызываемый крылом 14 с конечной длиной, в результате чего распределение давления на верхней и нижней поверхностях 24, 26 крыла 14 сходятся на концевой части 16, прежде чем они будут сходить с него и прежде чем они будут взаимодействовать с воздушным потоком, обтекающим крыло 14 (скос потока). Результатом такого взаимодействия является интенсивный вихревой поток, называемый вихревым шнуром.

Крылышко 12 в состоянии движения смещено на заданный угол для нарушения устойчивости указанного вихревого шнура в полете. Этот угол а может представлять собой любой угол относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета. Для демонстрации этого крылышко 12 показано колеблющимся или совершающим качательное движение между вторым неподвижным положением В и исходным неподвижным положением А. Обычно положения А и В находятся на некотором удалении друг от друга, и крылышко 12 только временно находится в одном из положений А или В. Второе неподвижное положение В обеспечивает возможность для крылышка 12 образовывать угол α рыскания (показан на Фиг.1), угол β тангажа (показан на Фиг.1) и/или угол ω крена (показан на Фиг.1 и 7), отличные от углов, образованных крылышком 12 в исходном неподвижном положении А. Следует понимать, что в других вариантах осуществления изобретения (не показаны) состояние движения включает поворот крылышка 12 вокруг оси, параллельной либо поперечной оси самолета, как показано на Фиг.4, либо вертикальной оси самолета, как показано на Фиг.5.

В другом варианте осуществления изобретения, показанном на Фиг.2 и 6, состояние движения включает линейное поступательное движение крылышка 12 вдоль оси C-D, проходящей параллельно продольной оси самолета, таким образом осуществляя перемещение крылышка 12 вперед и назад вдоль оси C-D. Хотя это не показано на чертежах, предусмотрено, что состояние движения может включать перемещение крылышка 12 по криволинейной траектории за крылом 14.

В альтернативных вариантах осуществления изобретения состояние движения включает линейное перемещение крылышка 12 вдоль оси C-D, которое может быть осуществлено одновременно с поворотом, качательным или колебательным движением крылышка 12 вокруг оси, параллельной продольной, поперечной или вертикальной оси самолета. Таким образом, крылышко 12 может быть перемещено в любом направлении, поскольку оно перемещается взад и вперед вдоль оси C-D. Это состояние движения обеспечивает возможность синусоидальных колебаний крылышка 12, в результате чего увеличивается нарушение устойчивости воздушного потока, присутствующая в вихревом шнуре, что ведет к разрушению вихревого потока.

Распад вихревого шнура 22 может также происходить за счет взаимодействия двух вихревых потоков, распространяющихся от каждого из двух крыльев. Такое взаимодействие может приводить к разрушающему воздействию и содействовать увеличению неустойчивостей внутри вихревых потоков. Поэтому предусмотрено, что перемещение двух законцовок 10 крыльев, расположенных на концевых частях 16 двух противолежащих крыльев, может быть использовано и осуществлено таким образом, что вихревые потоки, распространяющиеся от соответствующих крыльев 14, которые имеют одинаковую интенсивность, но вращаются в разные стороны, оказывают разрушающее и нарушающее устойчивость воздействие друг на друга. Аналогичный результат может быть получен, когда вихревой поток от правого горизонтального стабилизатора самолета взаимодействует, например, с вихревым шнуром от правого крыла, поскольку вихревые потоки вращаются в противоположных направлениях и имеют неравномерную интенсивность.

Устройство 18 приведения в действие, как это лучше всего показано на Фиг.2, содержит шарнирное устройство 28, функционально соединенное с переключающим устройством, выполненным с возможностью управления перемещением крылышка во времени. В предпочтительном варианте осуществления изобретения переключающее устройство содержит соленоид.

Шарнирное устройство 28 содержит первый шарнир 32, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета и который расположен между первой опорной плитой 34 и второй опорной плитой 36. Первая опорная плита 34 соединена с концевой частью 16 крыла 14, а на второй опорной плите 36 установлено крылышко 12, и таким образом обеспечивается возможность движения крылышка 12 в процессе работы по криволинейной траектории вокруг вертикальной оси самолета.

Шарнирное устройство 28 может дополнительно содержать второй шарнир 38, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира 32 и который соединен со второй опорной плитой 36. На втором шарнире 38 может быть дополнительно закреплено крылышко 12, что обеспечивает движение крылышка 12 в процессе работы по криволинейной траектории вокруг продольной оси самолета. Таким образом, также возможно одновременное перемещение крылышка 12 вокруг осей шарнира 32 и шарнира 38.

Шарнирное устройство 28 может дополнительно содержать третий шарнир (не показан), расположенный между третьей опорной плитой (не показана), с которым соединено крылышко 12, и второй опорной плитой 36. Ось третьего шарнира проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира 38. Третья опорная плита может быть выполнена с возможностью установки на ней крылышка 12 для обеспечения движения крылышка 12 в процессе работы по криволинейной траектории вокруг поперечной, продольной или вертикальной оси самолета.

Направляющее устройство 40, лучше всего показанное на Фиг.2, выполнено с возможностью соединения с любой из первой, второй или третьей опорных плит и обеспечения линейного поступательного перемещения шарнирного устройства 28 в сторону от концевой части 16. Таким образом, крылышко 12 выполнено с возможностью линейного перемещения вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета. В предпочтительном варианте осуществления изобретения направляющее устройство представляет собой рельс 40, выполненный с возможностью установки на нем с возможностью скольжения любой из указанных опорных плит. В более предпочтительном варианте осуществления изобретения поступательное перемещение крылышка 12 осуществляют только вдоль оси, параллельной продольной оси самолета.

Следует понимать, что крылышко 12 оборудовано подходящим источником энергии и схемой управления для управления перемещением крылышка 12.

Были выполнены предварительные расчеты динамики движения потока на крылышке 12, совершающем колебания вокруг оси, параллельной продольной оси самолета. Эти расчеты показывают, что такие колебания могут вызывать синусоидальное движение, которое проявляется в вихревом следе.

На Фиг.8 и 9 показан вид спереди крыла 14, на котором представлено перемещение крылышка 12 на угол 30°, начиная с вертикального или нейтрального положения. На Фиг.10 и 11 показан вид сверху формирования вихревых потоков и движения вихревого шнура. На Фиг.10 и 11 ясно видно синусоидальное движение, по мере того как волна перемещается вдоль каждого вихревого потока. Приведенные расчеты выполнены для расстояния 10 м, и на этом расстоянии нет разрушения вихревого потока, однако благодаря тому, что в ядре вихря существует синусоидальное движение, эта ранняя стадия, а именно стадия плато, позволяет предполагать, что неустойчивость будет возникать раньше, чем обычно, что будет приводить к более раннему разрушению вихревого потока.

Считается, что способ ослабления вихревых шнуров в полете, в котором предусмотрена законцовка 10 крыла и управление ею для нарушения устойчивости вихревого шнура, сходящего в полете с концевой части крыла самолета, может принести большую пользу, поскольку комбинированное движение крылышка 12 будет приводить к распаду вихревых шнуров, создаваемых за самолетом, сразу после их формирования, в результате чего может быть уменьшено необходимое расстояние между самолетами, вылетающими из аэропорта или садящимися в аэропорту. Таким образом, может быть увеличена производительность аэропорта по осуществлению авиарейсов.

В настоящем описании были рассмотрены предпочтительные варианты осуществления изобретения, и следует понимать, что они не ограничивают объем изобретения, который охватывает все модификации и альтернативные способы, включая: способы и производственные процессы изготовления законцовки крыла, охватываемые сущностью и объемом изобретения.

Законцовка 10 крыла и соответствующий способ ее использования, предложенные в настоящем изобретении, обеспечивают простое и экономичное решение проблем, связанных с формированием вихревого шнура.

1. Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую по меньшей мере одно крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, направляющее устройство, которое проходит параллельно вертикальной, продольной или поперечной оси самолета, и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для перемещения крылышка в процессе работы относительно крыла самолета, причем способ включает:
запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения крылышка вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла самолета, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещено по меньшей мере в одно временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на некотором удалении от исходного неподвижного положения, и образует любой угол с плоскостью, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и
поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура в полете.

2. Способ по п. 1, включающий непрерывное колебательное или качательное движение крылышка.

3. Способ по п.1, включающий поворот, качательное или колебательное движение крылышка вокруг оси, параллельной любой из продольной, поперечной или вертикальной осей самолета, при этом осуществляют линейное перемещение крылышка вдоль направляющего устройства.

4. Способ по п.3, включающий:
обеспечение шарнирного устройства, содержащего первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла, а на второй опорной плите функционально установлено крылышко; и
приведение в действие первого шарнира для осуществления поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг вертикальной оси самолета.

5. Способ по п.3, включающий:
обеспечение шарнирного устройства, содержащего:
первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла; и
второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой и выполненный с возможностью закрепления на нем крылышка; и
приведение в действие первого и/или второго шарнира для осуществления поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг продольной или вертикальной оси самолета.

6. Способ по п.3, включающий:
обеспечение шарнирного устройства, содержащего:
первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла;
второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой; и
третий шарнир, расположенный между третьей опорной плитой, с которой может быть соединено крылышко, и второй опорной плитой и ось которого проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира; и
приведение в действие первого, и/или второго, и/или третьего шарнира для осуществления поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг продольной, вертикальной или поперечной оси самолета.

7. Способ по п.6, включающий линейное перемещение любой из первой, второй или третьей опорных плит вдоль направляющего устройства для обеспечения поступательного перемещения крылышка вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета, причем поступательное перемещение крылышка осуществляют одновременно с поворотом, колебательным и/или качательным движением, обеспечиваемым любым из первого, второго или третьего шарниров или отдельно от них.

8. Способ по любому из пп.1, 3-7, в котором направляющее устройство представляет собой рельс, выполненный с возможностью установки на нем с возможностью скольжения опорной плиты.

9. Способ по любому пп.1-7, включающий перемещение крылышка и обеспечение по существу синусоидального движения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета.

10. Способ по любому пп.1-7, включающий обеспечение устройства приведения в действие, выполненного в форме шарнирного устройства, содержащего подходящий источник энергии, схему управления для управления перемещением крылышка и переключающего устройства, выполненного с возможностью регулирования перемещения крылышка во времени.

11. Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, включающий:
обеспечение законцовки крыла, содержащей крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части каждого из крыльев самолета, направляющее устройство, которое проходит параллельно вертикальной, продольной или поперечной оси самолета, и устройство приведения в действие, соединенное с указанными крылышками для обеспечения их перемещения в процессе работы относительно крыльев самолета;
запуск устройства приведения в действие для линейного перемещения соответствующих крылышек вдоль направляющего устройства из исходного неподвижного положения, в котором вихревые шнуры, сходящие в полете с соответствующих крыльев, устойчивы, в состояние непрерывного движения, в котором крылышки перемещены на любой угол относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения соответствующих углов атаки крылышек; и
поддержание состояния непрерывного движения крылышек в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревых шнуров указанных крылышек, так что вихревые шнуры, распространяющиеся от соответствующих крыльев, оказывают нарушающее устойчивость и разрушающее воздействие друг на друга.

12. Законцовка крыла самолета, содержащая:
по меньшей мере одно крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла; и
устройство приведения в действие в форме шарнирного устройства, соединенного с крылышком для осуществления перемещения крылышка в процессе работы относительно крыла для осуществления изменения угла атаки крылышка, причем шарнирное устройство содержит:
первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла;
второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой, причем второй шарнир выполнен с возможностью закрепления на нем крылышка; и
третий шарнир, расположенный между третьей опорной плитой, с которой может быть соединено крылышко, и второй опорной плитой, ось которого проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира,
так что при приведении в действие первого, и/или второго, и/или третьего шарнира происходит осуществление поворота, колебательного и/или качательного движения крылышка вокруг продольной, вертикальной или поперечной оси самолета.

13. Законцовка по п.12, в которой любая из указанных опорных плит соединена с направляющим устройством, предпочтительно в форме рельса, для обеспечения поступательного перемещения крылышка вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета, причем поступательное перемещение крылышка осуществляют одновременно с поворотом, колебательным или качательным движением, обеспечиваемым любым из первого, второго или третьего шарниров или отдельно от них.

14. Самолет, содержащий законцовку крыла по любому из пп.12-13.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета.

Крыло самолета // 2551829

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета выполнено в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди.

Крыло летательного аппарата // 2537348

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка.

Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата // 2537076

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°.

Законцовка крыла летательного аппарата // 2525335

Изобретение относится к области авиационной. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце.

Непланарная законцовка крыла для крыльев самолета и крыло, содержащее такую законцовку // 2521458

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2).

Крыло летательного аппарата // 2513344

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов.

Крыло летательного аппарата // 2506200

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями.

Крыло летательного аппарата // 2494920

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, прикрепленное боком к торцевой части крыла заостренное с концов продолговатое тело, имеющее напорное сопло.

Летательный аппарат // 2494919

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с прикрепленными к нему крыльями, имеющими элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение, двигатель, шасси.

Структура для уменьшения аэрогидродинамического сопротивления тела в текучей среде, ее применение, содержащее такую структуру тело, проточный канал, реактивный двигатель и приводное устройство, содержащее такое тело, и пленка для такого тела // 2565641

Группа изобретений относится к области аэрогидродинамики. Группа изобретений включает обтекаемое текучей средой тело, проточный канал, реактивный двигатель, приводное устройство, пленку для такого тела и применение обтекаемой текучей средой структуры. Обтекаемое текучей средой тело (10) содержит обтекаемую текучей средой (30) поверхность (12), имеющую общую форму, определяющую главное направление (14) потока по поверхности (12). Поверхность (12) содержит структуру для уменьшения аэрогидродинамического сопротивления тела (10), которая содержит выемку (16.2-16.3), имеющую поперечное сечение по существу в форме кругового сегмента, с целью образования завихрения (26.2-26.3) текучей среды. Структура содержит входной участок (18.2-18.3), наклоненный по отношению к главному направлению потока по направлению к выемке (16.2-16.3) и расположенный по главному направлению потока перед выемкой (16.2-16.3), с целью введения потока (24) текучей среды в выемку (16.2-16.3). Структура выполнена с возможностью образования завихрения (26.2-26.3) текучей среды, располагаемого по существу внутри выемки (16.2-16.3). Группа изобретений направлена на уменьшение аэрогидродинамического сопротивления тела в текучей среде. 6 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Законцовка крыла // 2575739

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°. Крыло содержит законцовку крыла. Воздушное судно выполнено с указанным крылом. Предложены также способ установки или замены законцовки крыла на крыле, способ модификации существующей законцовки крыла и способ эксплуатации крыла с законцовкой крыла. Группа изобретений направлена на улучшение летных качеств. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 13 ил.

Летательный аппарат с аэродинамическим элементом и способ его полета // 2597046

Летательный аппарат содержит аэродинамический элемент, источник сжатого воздуха, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха и управляющее устройство. Аэродинамический элемент имеет боковую кромку и отверстие, расположенное на боковой кромке или рядом с ней и ориентированное в основном в направлении обтекания. Исполнительное устройство для струйного выдува воздуха включает вращающийся элемент, имеющий внутренний канал и отверстие, сообщающееся с внутренним каналом. Управляющее устройство выполнено с возможностью сообщения внутреннего канала вращающегося элемента с источником сжатого воздуха, а также с возможностью приведения вращающегося элемента во вращение так, что его внутренний канал сообщается с отверстием аэродинамического элемента через отверстие во вращающемся элементе. Сжатый воздух от источника выдувается из отверстия аэродинамического элемента последовательно во множестве точек, находящихся по длине отверстия аэродинамического элемента на расстоянии от одного конца отверстия аэродинамического элемента, увеличивающемся со временем. Способ полета летательного аппарата с аэродинамическим элементом включает выполнение на боковой кромке аэродинамического элемента, имеющего верхнюю и нижнюю поверхности, или рядом с этой боковой кромкой щели, которая во время полета будет ориентирована в основном в направлении обтекания; и выдув воздуха из щели, происходящий последовательно во множестве точек, находящихся, по длине щели, на расстоянии от одного конца щели, увеличивающемся со временем. Группа изобретений направлена на уменьшение интенсивности спутных вихрей и снижение шума от самолета. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Выдвижной турбулизатор для уменьшения скорости сваливания // 2600014

Группа изобретений относится к авиации. Способ полета несущей поверхности на малых скоростях включает отклонение элемента механизации передней кромки несущей поверхности, выдвижение турбулизатора, подвижно присоединенного к элементу механизации передней кромки из щели в несущей поверхности и уборку турбулизатора под несущую поверхность в ответ на перемещение элемента механизации передней кромки в номинальное положение. Выдвижное турбулизирующее устройство содержит элемент механизации передней кромки, присоединенный к несущей поверхности, аэродинамическую поверхность, присоединенную к несущей поверхности и выдвижной турбулизатор, присоединенный к несущей поверхности, элементу механизации передней кромки или к обоим из них. Способ управления несущей поверхностью на малых скоростях включает обеспечение обтекания несущей поверхности текучей средой, опускание элемента механизации передней кромки, шарнирно присоединенного к несущей поверхности, из номинального положения в отклоненное положение; открытие нескольких выдвижных турбулизаторов через щели в первой несущей поверхности в ответ на опускание отклоняемого элемента механизации передней кромки. Выдвижные турбулизаторы выполнены с возможностью их закрытия под задней кромкой элемента механизации передней кромки при нахождении элемента механизации передней кромки в номинальном положении. Группа изобретений направлена на повышение эффективности работы несущей поверхности на малой скорости. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Способ создания подъемной силы и устройство для его осуществления // 2601495

Группа изобретений относится к устройствам создания подъемной силы в вязкой текучей среде. Способ создания подъемной силы на поверхности заключается в создании разности давлений, действующих на противоположные стороны поверхности за счет увеличения циркуляции вязкой текучей среды вокруг нее. На одной из сторон поверхности образуют область, ограниченную слоем частиц вязкой текучей среды, и поворачивают его в направлении поверхности. Производят отбор струи вязкой текучей среды из области с образованием струи среды, втекающей в область и ускоряемой в ней по мере обтекания ею поверхности, ограничивающей область для снижения в ней статического давления. Частицы в слое среды закручивают в интенсивное вихревое движение, формируют слой устойчивых присоединенных к поверхности вихрей. Втекающую в область пониженного давления и ускоряемую в ней струю среды закручивают в высокоэнергетический вихревой жгут. Устройство создания подъемной силы на поверхности содержит емкость, заполненную вязкой текучей средой, каналы, сообщающие указанную емкость с верхней поверхностью. Емкость с помощью конфузорного канала тангенциально соединена с вихреобразователем, выполненным в виде цилиндрической вихревой камеры, сообщающейся с помощью профилированных каналов с верхней поверхностью. Вихревая камера выполнена винтообразной формы с боковыми тангенциальными входами. Группа изобретений направлена на расширение арсенала технических средств. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Сверхзвуковой летательный аппарат. // 2613747

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны. На передней части крыла установлен аэродинамический зуб, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости со щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла. Изобретение направлено на расширение углов атаки на дозвуковых скоростях полета. 12 ил.

Законцовка крыла летательного аппарата // 2637233

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%). Хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета и улучшение показателя топливной эффективности. 4 ил.

Обладающая сопротивляемостью штопору конфигурация летательного аппарата // 2640669

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, конфигурацию с Т-образным хвостовым оперением и высокое крыло, имеющее переднюю кромку, соединенную с верхней частью флюзеляжа, где высокое крыло содержит первую область, примыкающую к фюзеляжу, и вторую область, примыкающую к законцовке крыла, причем первая область примыкает ко второй области, и где на больших углах атаки срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток изолирован при помощи разрыва непрерывности на передней кромке крыла в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения таким образом, чтобы остаться в стороне от органов управления полетом, расположенных в пределах второй области и органов управления, относящихся к Т-образному хвостовому оперению. Крыло летательного аппарата содержит первую область возле корневой части крыла и вторую область возле законцовки крыла. Первая область и вторая область примыкают друг к другу по непрерывной границе. Разрыв непрерывности передней кромки выполнен с возможностью формирования на больших углах атаки аэродинамической перегородки по непрерывной границе, изолируя срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения. Летательный аппарат характеризуется использованием крыла. Группа изобретений направлена на повышение сопротивляемости штопору посредством изоляции срывного элемента. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ и система аэро/гидродинамического регулирования потока ньютоновской текучей среды в радиальной турбомашине // 2642203

Описаны способ и система аэро/гидродинамического регулирования потока ньютоновской текучей среды в радиальной турбомашине, которые с использованием конформного вихрегенератора обеспечивают возможность улучшения энергетической эффективности и возможность управления в различных точках в турбокомпрессоре или обрабатывающем устройстве для аэро/гидродинамической обработки потока ньютоновской текучей среды. 2 н. и 30 з.п. ф-лы, 21 ил.